易仕和, 劉小林, 陸小革, 牛海波, 徐席旺

(國防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院, 長沙 410073)

0 引 言

近年來，由于高超聲速飛行器研制的需要，高超聲速空氣動力學(xué)相關(guān)問題受到了極大的關(guān)注。基于流動顯示與精細(xì)測量技術(shù)對高超聲速流場進(jìn)行研究，能夠清晰直觀地反映出流場結(jié)構(gòu)，對理解流動機(jī)理和解釋流動現(xiàn)象具有重大意義。然而高超聲速條件下，流場具有非定常、可壓縮和強(qiáng)梯度等特點，這對流動顯示與精細(xì)測量技術(shù)提出了巨大的挑戰(zhàn)。

前期相關(guān)的高超聲速流動顯示研究基本都采用紋影和陰影等光學(xué)方法進(jìn)行測量。早在1965年，Potter[1]等就開始嘗試用陰影技術(shù)，對高超聲速流場進(jìn)行可視化研究。后來Demetriades[2]等同樣采用陰影技術(shù)，對馬赫數(shù)8條件下的圓錐邊界層進(jìn)行了流動顯示研究。從陰影圖像中能夠大致分辨出流場中的渦結(jié)構(gòu)，并以此判斷邊界層發(fā)生轉(zhuǎn)捩的位置。近年來Laurence及其研究團(tuán)隊通過高速紋影實驗對高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩問題開展了一系列的研究[3-8]，通過將流動顯示結(jié)果和壁面脈動壓力結(jié)果以及邊界層穩(wěn)定性計算結(jié)果進(jìn)行對比，驗證了紋影流動顯示技術(shù)在邊界層擾動波研究中的適用性。采用陰影紋影等光學(xué)方法對高超聲速流動問題進(jìn)行研究，其最大優(yōu)點是作為非接觸式測量方法，對流場沒有干擾，但是具有共同的缺點，即受到光路積分效應(yīng)的影響，空間分辨率低，而且風(fēng)洞壁面邊界層等無關(guān)區(qū)域帶來的干擾始終存在。

以濾波瑞利散射(Filtered Rayleigh Scattering，F(xiàn)RS)技術(shù)為代表的流場激光層析成像，很好地避免了上述紋影和陰影等方法帶來的時間和空間積分效應(yīng)的影響。普林斯頓大學(xué)Mark Huntley[9]等用CO2增強(qiáng)型濾波瑞利散射技術(shù)對馬赫數(shù)8條件下的尖橢錐進(jìn)行了邊界層轉(zhuǎn)捩相關(guān)研究。第一次發(fā)現(xiàn)了邊界層的轉(zhuǎn)捩是從中心軸上小尺度渦結(jié)構(gòu)的出現(xiàn)開始的，而不是從外側(cè)的橫流區(qū)域開始的。德克薩斯農(nóng)工大的Humble[10]等同樣基于冷凝瑞利散射流動顯示技術(shù)研究了馬赫數(shù)4.9條件下凸曲面對高超聲速邊界層的影響，分析了不同壓力梯度條件下的邊界層發(fā)展規(guī)律。

本文作者基于自主研發(fā)的NPLS技術(shù)，在超聲速復(fù)雜流場精細(xì)結(jié)構(gòu)測量方面開展了大量工作[11-19]。NPLS技術(shù)以名義粒徑15nm的納米粒子作為示蹤物質(zhì)，相比傳統(tǒng)PIV技術(shù)中用的微米級示蹤粒子而言，納米粒子的動力學(xué)特性更好地滿足粒子跟隨性要求[20]。近年來，研究團(tuán)隊成功將NPLS測試技術(shù)運用到高超聲速流場的流動顯示與精細(xì)測量研究中[21-25]，在《高超聲速邊界層流動穩(wěn)定性實驗研究》[25]一文中，側(cè)重分析了高超聲速邊界層流動穩(wěn)定性相關(guān)實驗結(jié)果，研究了高超聲速裙錐邊界層中的第二模態(tài)波和三角翼邊界層中的橫流不穩(wěn)定性。作者在本文則重點介紹NPLS技術(shù)在高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩研究中的典型應(yīng)用，展示了在靜音風(fēng)洞噴管邊界層流態(tài)測量、直圓錐邊界層以及三角翼邊界層轉(zhuǎn)捩測量等方面得到的典型NPLS結(jié)果。

1 風(fēng)洞與測試技術(shù)

1.1 高超聲速靜音風(fēng)洞

風(fēng)洞自由來流中的噪聲大部分來源于噴管壁面邊界層產(chǎn)生的聲輻射擾動。對于常規(guī)風(fēng)洞，其噴管壁面邊界層通常為湍流狀態(tài)，湍流邊界層中復(fù)雜的渦系結(jié)構(gòu)會產(chǎn)生大量聲輻射擾動，因此常規(guī)風(fēng)洞噪聲水平高。國防科技大學(xué)空氣動力學(xué)實驗室高超聲速靜音風(fēng)洞(如圖1所示)，通過在噴管喉道附近設(shè)計相應(yīng)的抽吸裝置來控制邊界層狀態(tài)。當(dāng)抽吸閥門打開時，噴管內(nèi)邊界層流動狀態(tài)從常規(guī)的湍流狀態(tài)變?yōu)閷恿鳡顟B(tài)，從而大大降低了自由來流的噪聲水平。該靜音風(fēng)洞的噪聲水平約千分之一[25-26]，明顯低于常規(guī)風(fēng)洞的噪聲水平。

圖1 高超聲速靜音風(fēng)洞組成及靜音噴管圖Fig.1 Schematic diagram of hypersonic quiet wind tunnel and the quiet nozzle

1.2 NPLS流動顯示與精細(xì)測量技術(shù)

NPLS系統(tǒng)組成如圖2所示。該測試技術(shù)具有高時空分辨率，高信噪比的優(yōu)點，NPLS技術(shù)的詳細(xì)原理和適用性可參見文獻(xiàn)[13]。

圖2 NPLS系統(tǒng)組成Fig.2 Schematic diagram of NPLS system

2 高超聲速靜音風(fēng)洞噴管邊界層流態(tài)測量

(1)

風(fēng)洞噪聲水平測量是高超聲速靜音風(fēng)洞流場校測的核心工作之一。圖3所示為高超聲速靜音風(fēng)洞噪聲水平測量示意圖，采用Kulite XCE-62高頻壓力傳感器對皮托壓力脈動進(jìn)行測量，傳感器固有頻率為300 kHz。在高超聲速靜音風(fēng)洞的初期調(diào)試過程中，需要不斷調(diào)節(jié)噴管喉道抽吸縫大小，并對每個抽吸狀態(tài)下的風(fēng)洞噪聲水平進(jìn)行測量，從而找到最佳靜音流場對應(yīng)的抽吸縫位置。在高超聲速條件下，噴管中氣流速度快，受到高溫高壓氣流沖刷，微小固體顆粒狀雜質(zhì)可能直接打壞用于噪聲水平測量的高頻傳感器，從而大大增加了實驗成本和實驗周期。

圖3 高超聲速靜音風(fēng)洞噪聲水平測量示意圖Fig.3 Schematic diagram of turbulence noise level measurement in hypersonic quiet wind tunnel

NPLS技術(shù)通過對高超聲速靜音風(fēng)洞噴管邊界層的流態(tài)進(jìn)行測量，能夠有效應(yīng)用到高超聲速靜音風(fēng)洞的流場校測中。常規(guī)高超聲速噴管邊界層是湍流邊界層，靜音噴管的邊界層要求是層流邊界層。而通過NPLS技術(shù)可以測量得到的噴管出口射流剪切層NPLS圖像，如果是層流的射流剪切層，則說明噴管出口是層流邊界層；如果是湍流的射流剪切層，則說明噴管出口是湍流邊界層。通過噴管邊界層是層流狀態(tài)還是湍流狀態(tài)就可以確定高超聲速噴管是否運行在靜音狀態(tài)。

圖4所示為高超聲速靜音風(fēng)洞噴管出口射流剪切層NPLS圖像的典型結(jié)果，其中圖4(a)噴管出口射流剪切層為層流剪切層，對應(yīng)的噴管邊界層為層流邊界層，此時風(fēng)洞處于靜音運行模式。圖4(b)噴管出口射流剪切層為湍流剪切層，對應(yīng)的噴管邊界層為湍流邊界層，此時風(fēng)洞處于噪聲運行模式。按照圖3所示方式，采用Kulite 高頻壓力傳感器對靜音噴管來流的皮托壓力脈動進(jìn)行測量，傳感器脈動電壓輸出隨時間的變化曲線如圖5所示。由圖可見，當(dāng)邊界層抽吸閥打開時，靜音噴管運行在靜音狀態(tài)；邊界層抽吸閥關(guān)閉時，靜音噴管運行在噪音狀態(tài)。按照式(1)即可得到自由來流的噪聲水平σ。靜音狀態(tài)和噪音狀態(tài)下，風(fēng)洞自由來流的噪聲水平σ分別為0.1%和2%。由此數(shù)據(jù)也可以看出，當(dāng)風(fēng)洞邊界層從層流發(fā)展為湍流狀態(tài)后，邊界層中渦結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的聲輻擾動大大增加，導(dǎo)致自由來流中的噪聲水平同樣大幅度增加。在高超聲速靜音流場測量過程中，可以基于NPLS技術(shù)對不同抽吸條件下的噴管邊界層進(jìn)行流動顯示研究，然后選取其中的典型狀態(tài)進(jìn)行脈動壓力測試，這樣減少脈動壓力測量試驗的車次從而大大降低了傳感器被打壞的風(fēng)險。而且通過噴管邊界層流態(tài)的NPLS圖像與脈動壓力傳感器噪聲測量結(jié)果的比較，很好驗證噴管邊界層流態(tài)與噴管流場噪聲的對應(yīng)關(guān)系。

(a) 層流剪切層，抽吸閥打開

(b) 湍流剪切層，抽吸閥關(guān)閉圖4 噴管出口射流剪切層流態(tài)NPLS結(jié)果Fig.4 NPLS results of the shear layer at nozzle outlet

圖5 靜音噴管來流皮托壓力的傳感器脈動電壓輸出曲線Fig.5 Voltage curve measured by the pitot pressure sensor in the quiet nozzle

3 高超聲速圓錐邊界層轉(zhuǎn)捩研究

3.1 高超聲速圓錐邊界層研究

基于NPLS技術(shù)對不同迎角條件下高超聲速圓錐邊界層轉(zhuǎn)捩進(jìn)行研究。實驗?zāi)Ｐ蜑榘脲F角5°的光滑直尖錐，模型總長度600 mm。圖6給出了5°光滑尖錐流向平面流動精細(xì)結(jié)構(gòu)測量的實驗布局示意圖。模型迎角α狀態(tài)分別為0°、2°、5°，流場單位雷諾數(shù)Re=1.0×107m-1，測量結(jié)果均為模型的迎風(fēng)面。

圖7為模型0°迎角的NPLS圖像，流動方向為從左到右，測量范圍為x=340～580 mm，圖像空間分辨率為35.1 μm/pixel，CCD相機(jī)跨幀時間設(shè)置為10 μs。從圖7中可以觀測到光滑尖錐邊界層發(fā)展過程，在x=340～430 mm之間可看到規(guī)則的第二模態(tài)繩狀波結(jié)構(gòu)(見圖7中局部放大結(jié)構(gòu))，在x=430～500 mm之間邊界層發(fā)展進(jìn)入轉(zhuǎn)捩區(qū)，在x=500 mm之后可以看到明顯的大尺度渦結(jié)構(gòu)，尖錐邊界層完全發(fā)展為湍流。

圖6 5°光滑尖錐NPLS拍攝示意圖Fig.6 Schematic Diagram of 5° half angle cone

根據(jù)圖7中的時間相關(guān)結(jié)果，取繩狀波結(jié)構(gòu)計算得到Δt=10 μs時間內(nèi)渦結(jié)構(gòu)沿流向位移為7.47 mm，計算得到渦結(jié)構(gòu)沿流向位移速度約為747 m/s，此速度小于風(fēng)洞運行時的主流速度。根據(jù)圖中規(guī)則繩狀波結(jié)構(gòu)計算得到第二模態(tài)波的統(tǒng)計波長為5.39 mm，計算得到5°光滑尖錐在此工況下的特征頻率為138 kHz。

圖8和圖9分別給出了5°光滑尖錐在2°和5°迎角時的NPLS圖像，從圖中可以看出在相同雷諾數(shù)條件下，隨著迎角的增大，尖錐模型的邊界層轉(zhuǎn)捩位置明顯推遲，并且在迎角增大后，也未觀察到明顯的第二模態(tài)波結(jié)構(gòu)。

3.2 臺階對高超聲速圓錐邊界層轉(zhuǎn)捩的影響規(guī)律研究

在高超聲速靜音風(fēng)洞中基于NPLS技術(shù)對帶軸對稱臺階的直圓錐高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩進(jìn)行實驗研究。圓錐半錐角為7°，如圖10所示，模型頭部可以更換，分別裝配后可得臺階高度為0.5 mm的前臺階和后臺階。模型頭部具有直徑0.8 mm的小鈍度。為了進(jìn)一步檢驗NPLS結(jié)果的有效性，在該模型上布置了7個高頻壓力測點，具體分布如圖10所示，7個測點坐標(biāo)分別為：x1=20 mm、x2=80 mm、x3=140 mm、x4=200 mm、x5=260 mm、x6=320 mm、x7=380 mm。

圖7 5°光滑尖錐0°迎角NPLS圖像(Re=1.0×107 m-1，Δt=10 μs)Fig.7 NPLS image of the boundary layer on the 5° half angle cone at 0° angle of attack (Re=1.0×107 m-1，Δt=10 μs)

圖8 5°光滑尖錐2°迎角NPLS圖像(Re=1.0×107 m-1)Fig.8 NPLS image of the boundary layer on the 5° half angle cone at 2° angle of attack (Re=1.0×107 m-1)

圖9 5°光滑尖錐5°迎角NPLS圖像(Re=1.0×107 m-1)Fig.9 NPLS image of the boundary layer on the 5° half angle cone at 5° angle of attack (Re=1.0×107 m-1)

圖10 7°圓錐模型示意圖Fig.10 Schematic Diagram of 7°half angle cone

如圖11所示為單位雷諾數(shù)為Re=7×106m-1時，帶0.5 mm高度前/后臺階的小鈍錐的NPLS圖像。其中流動方向為從左至右，流向范圍為225～365 mm，照片的空間分辨率約為77.09 μm/像素。圖中可見，兩種模型中均可觀察到清晰的繩狀第二模態(tài)波。后臺階模型中邊界層在x=230～255 mm之間繩狀第二模態(tài)波清晰可見，發(fā)展至x=260 mm附近第二模態(tài)波消失，在x=280 mm后開始變厚并逐漸轉(zhuǎn)捩為湍流。但在前臺階模型中，邊界層發(fā)展至x=320 mm附近仍可見的第二模態(tài)波，在x=340 mm后才開始逐漸轉(zhuǎn)捩為湍流。對比可見，后臺階模型中邊界層發(fā)展明顯早于前臺階模型。

如圖12所示為相同條件下得到的壁面脈動壓力功率譜密度曲線。圖中可見，功率譜密度曲線中出現(xiàn)有特征頻率在140～180 kHz范圍內(nèi)的第二模態(tài)波。

圖11 0.5 mm前/后臺階小鈍錐邊界層NPLS結(jié)果(Re=7×106 m-1)Fig.11 NPLS image of the boundary layer on the cone with 0.5 mm forward/backward facing step (Re=7×106 m-1)

在兩種模型中均可見第二模態(tài)波在向下游發(fā)展的過程中出現(xiàn)有幅值先增大后減小、特征頻率逐漸降低的規(guī)律。但將兩種模型結(jié)果對比可見，后臺階模型中第二模態(tài)波初次出現(xiàn)的測點位置更靠近上游，且后臺階模型中第二模態(tài)波消失、邊界層開始呈現(xiàn)為湍流流態(tài)的位置也更靠近上游，結(jié)果表明后臺階模型中邊界層轉(zhuǎn)捩明顯早于前臺階模型，該結(jié)論與NPLS測量結(jié)果一致。

4 高超聲速三角翼邊界層轉(zhuǎn)捩研究

三角翼流動是典型的非對稱三維流動，對高超聲速條件下三角翼流動進(jìn)行流動顯示研究有助于深入厘清橫流不穩(wěn)定性對邊界層轉(zhuǎn)捩過程的影響規(guī)律。圖13是實驗?zāi)Ｐ褪疽鈭D。所用的模型為75°后掠角三角翼，采用平板構(gòu)型。模型厚度為7 mm，長度為500 mm，寬度為250 mm。模型頭部為R=3.5 mm球頭，兩側(cè)前緣半徑也為3.5 mm。選用的實驗狀態(tài)為0°迎角，單位雷諾數(shù)1.44×107m-1。

圖14是三角平板展向NPLS實驗結(jié)果。實驗時，激光片光平行于模型表面，圖14(a)和圖14(b)片光分別距離壁面0.5 mm和2 mm，相機(jī)位于模型正上方。圖14(a)中大部分區(qū)域為黑色，是由于片光切入了層流邊界層內(nèi)部。NPLS圖像灰度能夠反映與密度相關(guān)的標(biāo)量場，層流邊界層內(nèi)流體密度都很小，因此NPLS圖像灰度小，呈現(xiàn)黑色。而從x=150 mm附近，開始出現(xiàn)破碎的亮的結(jié)構(gòu)，顯示此時的邊界層狀態(tài)已經(jīng)由層流變?yōu)榱送牧?，由于湍流結(jié)構(gòu)將主流的高密度氣體卷入底層低密度區(qū)，因此可以看到此片光位置處的亮的破碎的邊界層流動結(jié)構(gòu)。觀察圖14(a)中的湍流區(qū)域，可以看出，三角翼上，邊界層轉(zhuǎn)捩至湍流的轉(zhuǎn)捩陣面呈現(xiàn)出大致的“肺葉狀”分布，靠近三角翼前緣部分轉(zhuǎn)捩陣面與前緣大致平行，三角翼對稱面位置處轉(zhuǎn)捩陣面內(nèi)凹，轉(zhuǎn)捩較兩側(cè)推遲。

(a) 前臺階

圖13 三角翼模型示意圖Fig.13 Schematic diagram of delta wing

(a) 片光距壁面0.5 mm

(b) 片光距壁面2 mm圖14 三角翼展向NPLS實驗結(jié)果 (α=0°,Re=1.44×107 m-1)Fig.14 NPLS results on the spanwise plan over the delta wing (α=0°, Re=1.44×107 m-1)

圖14(b)中片光距離壁面比圖14(a)更遠(yuǎn)，片光的大部分區(qū)域處于主流中，因此整體亮度比圖14(a)更亮，當(dāng)邊界層由層流變?yōu)橥牧鲿r，湍流結(jié)構(gòu)會將底層的低密度流體帶入高層，因此，在x>100 mm位置觀察到的黑色結(jié)構(gòu)為大尺度的湍流結(jié)構(gòu)?？拷^部的地方有暗區(qū)域，原因是頭部處流體擾流，造成此處邊界層厚。在x=100～150 mm范圍內(nèi)能夠觀察到大尺度的結(jié)構(gòu)，說明此時處于轉(zhuǎn)捩區(qū)，邊界層轉(zhuǎn)捩不完全。到x>150 mm時，湍流結(jié)構(gòu)尺度變小，更加破碎，說明此時邊界層完全轉(zhuǎn)捩為湍流，與圖14(a)中出現(xiàn)破碎的湍流結(jié)構(gòu)的區(qū)域相對應(yīng)。

圖15是對應(yīng)狀態(tài)下的溫敏漆(TSP)實驗結(jié)果。不同顏色代表了溫度相對于風(fēng)洞未運行時升高的程度。從x=150 mm位置開始，模型表面溫升明顯增加，說明此時發(fā)生了邊界層轉(zhuǎn)捩。觀察轉(zhuǎn)捩陣面，可以發(fā)現(xiàn)，陣面形狀也呈現(xiàn)“肺葉狀”的分布，靠近三角翼前緣部分的轉(zhuǎn)捩陣面與前緣平行，靠近中心線區(qū)域轉(zhuǎn)捩位置后凹。

圖15 三角翼表面TSP實驗結(jié)果(α=0°, Re=1.44×107 m-1)Fig.15 TSP result on the delta wing (α=0°, Re=1.44×107 m-1)

TSP結(jié)果反映的是模型壁面上時間平均的溫度分布,而NPLS結(jié)果反映的是處于激光片光平面的瞬態(tài)的精細(xì)流場結(jié)構(gòu)。將圖15中TSP結(jié)果與圖14所示不同高度NPLS結(jié)果進(jìn)行對比，TSP反映出的邊界層轉(zhuǎn)捩陣面的位置和形狀與圖14(a)中符合較好。圖14(a)中，片光位置距離壁面0.5 mm，NPLS結(jié)果顯示的是邊界層底層的流場精細(xì)結(jié)構(gòu)，與TSP結(jié)果的相符進(jìn)一步說明了邊界層底層的湍流流動結(jié)構(gòu)是導(dǎo)致模型表面溫升增大的原因。 而圖14(b)中，片光位置距壁面2 mm，此處的流動不會對模型表面產(chǎn)生直接影響，因此所反映的規(guī)律與TSP有些許差異。

5 結(jié) 論

本文主要介紹了NPLS技術(shù)在高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩研究中的典型應(yīng)用。在高超聲速靜音風(fēng)洞噴管邊界層流態(tài)測量中，基于噴管出口射流剪切層NPLS照片，可以確定對應(yīng)的噴管邊界層流態(tài)，從而判斷風(fēng)洞自由來流噪聲水平，大大降低了靜音風(fēng)洞調(diào)試成本，并很好驗證噴管邊界層流態(tài)與噴管流場噪聲的對應(yīng)關(guān)系。在高超聲速圓錐邊界層研究中，NPLS技術(shù)能夠清晰測量到邊界層中的繩狀第二模態(tài)波等精細(xì)流動結(jié)構(gòu)，并且基于NPLS結(jié)果，可以分析迎角和臺階等因素對邊界層轉(zhuǎn)捩的影響規(guī)律。在三角翼流動研究中，通過展向NPLS結(jié)果，可以清晰地觀察到破碎的湍流結(jié)構(gòu)，得到“肺葉狀”的轉(zhuǎn)捩陣面。NPLS結(jié)果與基于高頻脈動壓力及溫敏漆等技術(shù)得到的結(jié)果一致，證明了NPLS技術(shù)應(yīng)用于高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩測量的有效性與準(zhǔn)確性。